CN118679098A - 跨多个操作模式的混合控制系统 - Google Patents

Abstract

用于调节飞行器的混电动力装置的输出的杆包括配置为在整体位置范围内移动的杆。杆的移动在至少两种操作模式之间调节混电动力装置的输出。在整体位置范围内的第一位置子集中，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，从由发动机的机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能，以及通过发动机的机械输出来驱动推进机构。在整体位置范围内的第二位置子集中，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，在马达/发电机处接收第二电能，使用第二电能通过马达/发电机驱动机械输出，以及通过机械输出来驱动推进机构。

Description

跨多个操作模式的混合控制系统

相关专利申请的交叉引用

本申请要求各自于2021年11月17日提交的美国临时专利申请号63/280,589和63/280,560的权益，每个申请的全部内容通过引用以其整体并入本文。

背景技术

存在不同类型的飞行器，它们使用不同类型的推进机构来推进，如螺旋桨、涡轮或喷气发动机、火箭、或冲压发动机。不同类型的推进机构可以以不同的方式提供动力。例如，一些推进机构像螺旋桨可以由内燃机或电动马达提供动力。因此，推进机构和用于给那些推进机构提供动力的方法的组合通常是专门为特定飞行器设计的，使得推进机构和用于给那些推进机构提供动力的方法满足正确且安全地推进飞行器所需的规格。

发明内容

在实施例中，用于调节飞行器的混电动力装置的输出的控制系统包括控制器的被配置为接收命令的输入端。控制器被配置为基于命令设置混合系统的操作模式。操作模式包括混电动力装置的输出模式。存在至少两个操作模式。提供给输入端的第一命令使得混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，从由发动机的机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能，以及通过发动机的机械输出来驱动推进机构。在接收到第二命令后，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，在马达/发电机处接收第二电能，使用第二电能通过马达/发电机驱动机械输出，以及通过机械输出来驱动推进机构。

在实施例中，用于调节飞行器的混电动力装置的输出的杆包括被配置为在整体位置范围内移动的杆。杆的移动在至少两个操作模式之间调节混电动力装置的输出。在整体位置范围内的第一位置子集中，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，从由发动机的机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能，以及通过发动机的机械输出来驱动推进机构。在整体位置范围内的第二位置子集中，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机，在马达/发电机处接收第二电能，使用第二电能通过马达/发电机驱动机械输出，以及通过机械输出来驱动推进机构。

在实施例中，用于调节飞行器的混电动力装置的输出的推进控制系统包括控制器的输入端，其被配置为接收命令。控制器被配置为基于命令设置混合系统的操作模式。操作模式包括混电动力装置的输出模式。存在至少两个操作模式。在输入端接收第一命令后，混电动力装置被配置为操作具有机械输出的发动机并从由发动机的机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能；第一电能被输出到飞行器的电动推进马达和飞行器的电池。在输入端接收第二命令后，混电动力装置被配置为从马达/发电机输出第二电能，第二电能被输出到飞行器的电动推进马达而不是飞行器的电池。

附图说明

图1A示出根据说明性实施例的航空航天混合系统的示例灵活架构。

图1B示出根据说明性实施例的航空航天混合系统的附加示例灵活架构。

图2A示出根据说明性实施例的表示与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第一飞行器控制系统的框图。

图2B示出根据说明性实施例的表示与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第二飞行器控制系统的框图。

图3示出根据说明性实施例的可以与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第一示例飞行器。

图4示出根据说明性实施例的可以与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第二示例飞行器。

图5示出根据说明性实施例的可以与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的第三示例飞行器。

图6是示出根据说明性实施例的在具有主推进器螺旋桨的飞行器的不同飞行阶段中使用航空航天混合系统的灵活架构的第一示例方法的流程图。

图7是示出根据说明性实施例的在具有主推进器螺旋桨的飞行器的不同飞行阶段中使用航空航天混合系统的灵活架构的第二示例方法的流程图。

图8示出根据说明性实施例的具有飞轮的航空航天混合系统的示例灵活架构。

图9示出根据说明性实施例的航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图。

图10示出根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的顶视图。

图11示出根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的侧视图。

图12示出根据说明性实施例的航空航天混合系统的另一个示例灵活架构的立体图。

图13示出根据说明性实施例的用于推进飞行器的示例下游和上游部件。

图14是根据说明性实施例的用于给直流(DC)总线提供稳定电压的示例系统的示意图。

图15是示出根据说明性实施例的基于来自飞行器级控制器的通信来维持稳定的DC总线电压的示例方法的流程图。

图16是示出根据说明性实施例的基于混合发电机组级控制器的测量来维持稳定的DC总线电压的示例方法的流程图。

图17示出根据说明性实施例的跨越多个操作模式的示例混合控制系统。

图18示出根据说明性实施例的在其中可以控制示例混合架构的示例操作模式。

图19是根据说明性实施例的计算环境的示例的示意图。

具体实施方式

本文描述了用于跨混合发电机组的多个操作模式的推进控制的各种实施例。本文描述了混合发电机组的各种类型的操作模式，如在下面标题为混合发电机组及其操作模式的部分中。虽然各种飞行模式对于使用飞行器可能是有利的，但它们对于人或计算机/控制器来说可能操作起来很复杂。例如，混合动力系统可以包括多种模式，例如具有直接输出轴与发电机输出相结合的并联混合模式，飞行员或任何机载操作员可能难以或不可能有效地使用所有模式并在模式之间切换。换句话说，飞行员或其他操作员的心理负担可能太大而无法考虑功率水平，因为飞行员或其他操作员(包括例如计算机化或自动操作员)可能更关注完成任务或任务的某个阶段所需的推进。换句话说，自动化系统或人类飞行员/操作员可能更喜欢提供对于整体推进的具体指令，而不是提供指令或使输入指定多个操作模式之间的转换。

相应地，本文描述了单杆推进杆设计，其可以跨越混合动力装置的至少两个操作模式。例如，在第一(低)运动范围内，单个杆的运动可以导致推进输出的混合，其中混合包括(1)来自发动机的在低输出或0输出与大多数/所有输出之间的机械轴功率范围，取决于杆在第一(低)运动范围内的位置；以及(2)由马达/发电机输出到电气总线的电力，其中发电机由机械轴功率驱动，因此生成的电力范围从高输出或最大输出(例如，所有机械轴功率都转换为电能)到低输出或0输出，因为杆接近第一(低)运动范围的顶端(例如，在电气总线上产生和供应的功率较少或为零)。

当杆从第一(低)运动范围移动时，杆可以移动到第二(高)运动范围。此时，发电机可以停止使用部分机械轴功率来产生电力，而是可以接收电力(例如，从电池)以进一步驱动机械轴(例如，将机械轴的功率增加到大于发动机自身可以实现的功率)。换句话说，从此时起，随着杆进一步移动，推进水平可以自动使马达/发电机进入马达模式，从DC总线拉动功率并增加提供给螺旋桨、风扇或变速箱的轴推进。在这样的实施例中，在第二(高)范围内，发动机功率可以处于恒定的高或最大水平，并且从DC总线拉动的功率可以从杆的第二(高)范围底部的零或低水平变化到杆的第二(高)范围顶部的高或最大水平。

虽然本文描述了物理杆，但是计算机化或自动控制器也可以根据本文的实施例实施。例如，飞行器范围的系统控制器可以请求某些级别的推进，类似于物理推进杆可以移动以请求某些级别的推进。如本文所述的混合电力发电装置可以具有其自己的控制器，该控制器可以响应此类请求，其方式与响应物理杆的方式相同。换句话说，飞行器范围的系统控制器可以不请求或提供与特定发电模式相关的信息，而是可以请求期望的推进级别，并且本文所述的混合电力发电装置可以相应地进行反应以跨多个操作模式提供不同级别的推进，而无需请求特定操作模式。

有利地，这样的实施例提供了混合电力动力装置的简化操作，其可以提供最大的灵活性和选项以在飞行中实现性能。减少了飞行员培训和飞行员失误的机会。这种单杆系统还可以有利地实现混合电力动力装置的简化总监督控制器，其中此类控制器使用确定性编码技术并提供更快且更轻松的途径获得联邦航空管理局(FAA)认证。

混电发电机组及其操作模式

飞行器通常具有定制设计的推进机构和用于给这些推进机构提供动力的方法。以这种方式，可以优化推进机构和供应给这些推进机构的功率(动力)，以提供特定类型和尺寸的飞行器所需的推进量，同时最小化飞行器中部件的重量。换句话说，推进机构和这些推进机构的功率通常对于特定类型和尺寸的飞行器进行优化，使得一个飞行器的部件不能轻易地用于不同类型的飞行器驱动架构，如直接驱动飞行器、并行驱动飞行器和串行驱动飞行器。

本文描述了用于航空航天混合系统的灵活架构及其优化部件的各种实施例。混合系统可以是或可以包括燃料在活塞、旋转、涡轮或其他发动机中燃烧的系统，并且活塞发动机的输出可以可操作地连接到发电机以输出电力。本文描述的实施例可以包括可以给许多不同类型的飞行器和推进机构提供动力的灵活系统。这样的系统可以有利地降低设计不同类型飞行器的复杂性，可以降低制造此类系统的成本，因为较少的定制允许大规模生产系统的规模经济，并且最终可以降低使用本文描述的系统的飞行器的复杂性。

本文所述的灵活架构可以进一步用于以不同方式给推进机构提供动力，无论是在同一个飞行器中还是在不同飞行器中。例如，用于给推进机构提供动力的灵活架构可能够以多种不同模式操作，以给不同类型的推进机构提供动力。第一飞行器可以利用灵活架构可以操作的多个不同模式中的一个、一些或全部。第二飞行器可以利用多个不同模式中的一个、一些或全部，并且第二飞行器所利用的模式可能与第一飞行器所利用的模式不同。

因此，不同的飞行器可以利用由本文所述的灵活架构提供的不同模式来给推进机构提供动力。虽然可以以这种方式定制灵活架构的使用，但是可以对灵活架构的物理硬件进行调整以供不同的飞行器使用，而对本文所述的灵活架构的物理部件进行最小的改变或不进行改变。相反，不同飞行器中使用不同模式可以主要基于如何使用处理器或控制器来控制灵活架构的部件来实现。因此，计算机可以读指令因此也可以存储在可操作地耦接到处理器或控制器的存储器上，使得当处理器或控制器执行指令时，包括处理器或控制器的计算装置可以控制本文所述的灵活架构的各个部件以利用特定实施方式、飞行器、飞行阶段等所期望的任何可能的使用模式。

飞行器的动力生成和推进系统还可以利用各种冷却系统来确保飞行器的各个部件保持在安全的操作温度下，以及将部件保持在可以更高效操作的温度范围内。本文进一步描述了有利的冷却系统，其利用本文所述的混合架构的各个方面来高效地冷却用于给飞行器的推进机构提提供动力的灵活架构的部件。

具有为其推进机构提供不同模式的动力的硬件的飞行器可能具有各种期望为其提供冷却的部件。因此，有效地将空气移动到实现不同模式动力的不同部件的单个冷却系统可以减少飞行器的重量以及冷却系统的功耗。图1-图8及其以下的随附描述具体涉及用于给飞行器的推进系统提供动力的示例灵活架构，而图9-图21及其以下的随附描述涉及示例灵活架构的冷却系统的各种实施例。

图1A示出了根据说明性实施例的航空航天混合系统的示例灵活架构101。如本文所述，灵活架构101可以有效地用于具有单个混合发电机系统的各种应用中，其中单个混合发电机系统可以根据飞行器要求和飞行阶段以多种方式应用(例如，用于不同的模式)。

图1A的灵活架构101是混合发电机，包括发动机105、离合器115、发电机/马达121和动力轴111。如下文进一步所述，灵活架构101可以用于根据需要根据特定飞行器安装或特定飞行阶段的要求实施各种不同的模式。发动机105可以是燃烧发动机、如内燃机。发动机105可以进一步具体地是活塞内燃机、转子发动机或涡轮发动机之一。此类发动机可以使用标准汽油、喷气燃料(例如，Jet A、Jet A-l、Jet B燃料)、柴油、生物燃料替代品等。在各种实施例中，还可以使用其他类型的发动机，如用于无人机实施方式的较小发动机(例如，Rotax汽油发动机)。

如上所述，发动机105可以是活塞燃烧发动机。活塞燃烧发动机可以有利地使输出转子或轴以每分钟转数(RPM)旋转，这可能比其他发动机更适合直接输出以驱动发电机和/或推进机构(例如螺旋桨)。例如，活塞燃烧发动机可以具有数千RPM的输出。例如，活塞燃烧发动机可以具有2200到2500RPM的任何输出，这可能是螺旋桨的期望RPM。特别地，螺旋桨可以被设计为具有基于活塞燃烧发动机的RPM输出(例如，2200到2500RPM)产生螺旋桨的期望尖端速度的尺寸。其他类型的发动机，如涡轮发动机，可以输出数万RPM的旋转功率，比活塞燃烧发动机高得多。另一个实施例可以以涡轮发动机的较高RPM驱动马达/发电机，以有利于效率、功率输出或其他重要因素。在一些实施例中，可以在高RPM发动机的输出与图1A的其他部件之间添加齿轮箱，以降低发动机105的输出RPM。然而，添加齿轮箱也可能增加系统的重量，这在一些实施例中是不期望的。与涡轮发动机相比，活塞燃烧发动机在噪音方面可能是进一步有利的。涡轮发动机通常比活塞燃烧发动机更响，并且人类从涡轮发动机感知到的噪音通常比活塞燃烧发动机产生的噪音更令人反感。在城市或需要降低噪音的更密集的环境中，更安静的发动机也可能更有价值。

发动机105可以将旋转动力输出到离合器115，离合器可以被控制以接合或脱离动力轴111。换句话说，动力轴111可以通过离合器115与发动机105的旋转输出接合，使得旋转力可以在发动机105输出与动力轴111之间传递。当离合器115脱离发动机105和动力轴111的输出时，动力轴111可以独立于发动机105的输出而旋转。离合器115可以物理地位于发动机105与发电机/马达121之间，并且甚至可以在相反侧上接触发动机105和发电机/马达121，以减少灵活架构的整体占用空间。

发电机/马达121还可以与动力轴111接合或脱离。换句话说，发电机/马达121可以被控制为关闭，使得动力轴111的旋转不使发电机/马达121产生电力。类似地，发电机/马达121也可以被控制为开启，使得动力轴的旋转使发电机/马达121产生电力。发电机/马达121被称为发电机/马达，因为它可以用作发电机或马达。在各种实施例中，发电机/马达121可以被称为电机，其中电机可以是发电机、马达或这两者。

灵活架构进一步包括连接到发电机/马达121的电力输入和输出端(I/O)125。如本文进一步所述，发电机/马达121可以基于动力轴111的旋转产生经由电力I/O 125输出的电力，或者可以经由电力I/O 125接收可以用于驱动动力轴111的电力。

发电机/马达121还可以用作动力轴111的驱动器。当经由电力I/O 125从电池或系统中其他地方的某种其他形式的电能存储装置接收电力时，发电机/马达121可以在动力轴111上施加旋转力以驱动动力轴111。只要控制发电机/马达121以将其开启以与动力轴111接合，就可以发生这种情况。如果控制发电机/马达121将其关闭以使其不与动力轴111接合，那么动力轴111可能不被发电机/马达121旋转。

来自电力I/O 125的电力输出可以用于驱动电动推进机构(例如螺旋桨)的马达。来自电力I/O 125的电力输出还可以用于为飞行器或航天器上的其他设备提供动力和/或充电。例如，来自电力I/O 125的电力输出可以用于为一个或多个电池充电。来自电力I/O125的电力输出还可以用于为飞行器或航天器上的其他设备或附件提供动力。由于电力I/O125也具有输入，因此动力轴111可以由通过电力I/O 125接收的任何电力(如来自一个或多个电池的电力)驱动。发电机/马达121产生的电力可以是交流(AC)电力。该AC电力可以由电力电子器件(例如整流器或逆变器)转换为直流(DC)电力并输出到DC总线。该DC总线可以连接到电池和/或电动推进机构。这样，电动推进机构可以通过DC总线提供动力。在各种实施例中，电动推进机构的马达可以使用AC电，因此来自DC总线的DC电可以在被电动推进机构(例如，通过逆变器)使用之前从DC电转换为AC电。

动力轴111本身的任何旋转，无论是由发动机105还是发电机/马达121驱动，可以用于驱动一个或多个推进机构。例如，动力轴111的旋转可以用于直接驱动螺旋桨，或可以用于给驱动推进机构的马达提供动力。动力轴111的旋转还可以驱动可以操作地连接到另一个部件(如一个或多个螺旋桨、一个或多个转子或用于飞行器上各种用途的其他旋转装置)的变速箱。

附件垫131也可以耦接到发动机105，并且可以包括用于电力的低压直流(DC)发电机，其与发电机/马达121和电力I/O 125分开，电力I/O 125可以被配置为高压和高功率I/O。在一些实施例中，发电机/马达121还可以具有两个不同的绕组，并且电力I/O 125可以具有两个不同的输出(例如，高压和低压)。除了附件垫131输出之外或代替附件垫131输出，附件电源可以与电力I/O 125输出之一相关联。附件垫131可以用于给飞行器或航天飞行器上的装置或附件提提供动力，这些装置或附件不需要由发电机/马达121在电力I/O125处输出的高压或电流输出。飞行器的高压(HV)可以是例如400伏(V)或800V，但也可以是50V至1200V之间的任何电压。飞行器的低压(LV)可以是12V、14V、28V或任何其他低于50V的电压。

图1B示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的附加示例灵活架构150。特别地，图1B的灵活架构150包括一些可能与上面关于图1A描述的部件相同或相似的部件，包括发动机155、离合器175、动力轴180和/或发电机/马达185。灵活架构150进一步示出了发动机155的形式为曲轴160的输出，其刚性连接到输出凸缘165。输出凸缘165通过螺栓170刚性连接到离合器175的一侧。

离合器175可以被配置为接合动力轴180，以将旋转运动从曲轴160和输出凸缘165转换到动力轴180。离合器175可以进一步被配置为脱离动力轴180，使得动力轴180可以相对于曲轴160和输出凸缘165独立旋转。此外，图1B展示了灵活架构150的可旋转部件如何可以全部沿单个轴线190对齐。图1A的可旋转部件可以类似地沿单个轴线对齐，如图1B所示。此外，动力轴180可以是花键轴，其装配到离合器175和发电机/马达185的内径开口中。也可以使用除花键之外的其他特征，如锥体。在任何情况下，发电机/马达185和/或离合器175可以被配置为容纳并连接到动力轴180上的花键、锥体或其它特征，使得部件可以彼此正确地接合。

有利地，图1B中的发电机/马达121和/或发电机/马达185可以分别用作发动机105或发动机155的起动器。换句话说，发电机/马达185可以用于在离合器175接合时转动曲轴160以启动发动机155。此类系统在例如发电机/马达185可以由电池或其他电源提供动力的情况下可能是有利的。发动机155可以是本文所述的活塞燃烧发动机，因此可能不需要单独的起动器部件，从而降低了本文所述的灵活架构的重量和复杂性。

图2A示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的灵活架构201的飞行器控制系统200的框图。飞行器控制系统200可以用于例如实施下文讨论的各种模式中的一种或多种，其中可以使用本文所述的灵活架构。灵活架构201可以与图1A和/或1B的灵活架构101和/或150的部件相同、相似或可以具有图1A和/或1B的灵活架构101和/或150的一些或全部部件。飞行器控制系统200可以包括一个或多个处理器或控制器205(以下称为控制器205)、存储器210、主飞行器控制器220、发动机230、发电机/马达235、离合器240、电力I/O245、附件垫250和一个或多个传感器260。图2A中的连接表示飞行器控制系统200的部件之间的控制信号相关连接。图2A中未示出的其他连接可能存在于飞行器和/或飞行器控制系统200的不同方面之间以提供电力，如飞行器的高压(HV)或低压(LV)电。

存储器210可以是计算机可读介质，其配置为用于存储指令。此类指令可以是计算机可执行代码，其由控制器205执行以实施本文所述的各种方法和系统，包括使用本文的灵活架构的各种模式以及那些模式的组合。计算机代码可以这样编写，使得实施本文的灵活架构的不同模式的各种方法基于指示例如特定飞行阶段(例如，着陆、起飞、巡航等)的各种输入而自动实施。在各种实施例中，可以编写计算机代码以基于来自飞行器或航空航天飞行器的用户或飞行员的输入来实施本文中的各种模式，或者可以基于用户输入和基于非人工输入(例如，来自飞行器上或飞行器外的传感器、基于计划的飞行计划等)的自动实现的组合来实施。控制器205可以由飞行器或航空航天飞行器上的电源提供动力，如附件垫131、一个或多个电池、电力I/O 125的输出、由任何电源提供动力的飞行器的电源总线和/或任何其他可用电源。

控制器205还可以与发动机230、发电机/马达235、离合器240、电力I/O245、附件垫250和/或传感器(一个或多个)260中的每一个通信。以这种方式，可以控制灵活架构的部件以实施本文所述的各种模式。在各种实施例中，发动机230、发电机/马达235、离合器240、电力I/O 245和附件垫250可以类似于图1A中所示和上面所述的部件，或者可以是类似名称的部件。电力I/O245还可以包括预充电电子部件，例如，用于保护灵活架构的电气部件(包括本文所述的直流(DC)总线)免受启动时过大的浪涌电流的影响。例如，如果高压(HV)总线为400V并且新部件以0V连接到HV总线，则瞬时电流冲击可能非常高并且可能损坏HV总线和/或部件。因此，预充电电子部件可以在完全连接到HV总线或其他电源之前缓慢提高部件电压。

传感器260可以包括用于监测灵活架构201的不同部件的各种传感器。此类传感器可以包括温度传感器、转速计、流体压力传感器、电压传感器、电流传感器、状态传感器以确定例如离合器250或任何其他类型的传感器的电流状态。例如，电压和/或电流传感器可以用于告知马达/发电机的功能和设置、为离合器选择的状态或用于调整系统的任何其他部件。状态传感器还可以指示灵活架构正在使用的特定模式，并且系统可以接收输入(例如来自飞行员、来自自动飞行控制器)，以将系统更改为可能即将到来的特定飞行阶段的不同状态或模式。其他传感器可以包括用于测量飞行器空速的皮托管、用于测量飞行器海拔的高度计、和/或全球定位系统(GPS)或用于确定相对于地面和/或已知/映射结构的位置的类似地理位置传感器。

图2A的灵活架构201虚线内的部件可以与本文所述的灵活架构相关联，而主飞行器控制器220可以与更广泛的飞行器系统相关联。换句话说，主飞行器控制器220可以控制除灵活架构201之外的飞行器方面，而控制器205控制与灵活架构201相关的飞行器方面。主飞行器控制器220和控制器205可以相互通信以协调给飞行器的各种推进机构提提供动力。例如，主飞行器控制器220可以将信号传输到控制器205，请求一个或多个特定推进机构的特定功率输出水平。控制器205可以接收此类控制信号，并确定如何调整灵活架构201(例如，进入什么模式以及如何控制灵活架构201的元件)，以基于来自主飞行器控制器220的控制信号输出期望的功率水平。在各种实施例中，主飞行器控制器220可以传输与控制灵活架构201的特定方面相关的信号。换句话说，除了或代替将期望的功率输出信号传输到控制器205之外，控制器205还可以充当中继器，将来自主飞行器控制器220的控制信号重新传输到灵活架构201的部件，控制器205可以从中确定如何控制灵活架构201的各个部件。

在各种实施例中，主飞行器控制器220还可以传输与未来期望的功率输出、未来飞行阶段或飞行计划信息等相关的控制信号。这样，控制器205可以接收并使用有关飞行器预期功率需求的信息来确定如何在当前时刻和未来控制灵活架构201的各个方面。例如，飞行计划信息可以用于确定何时应使用电池电源、何时应给电池充电等。在另一个示例中，如果预期对功率的需求很大，则控制器205可以确保发动机230以期望的RPM操作以开始提供期望的功率水平。

在各种实施例中，控制器205还可以与一个或多个电池通信以监测其荷电水平、控制电池的充电或放电时间、控制电池用于给发电机/马达235提供动力的时间、控制电池用于直接给飞行器的另一个方面提供动力的时间。然而，在其他实施例中，主飞行器控制器220可以与飞行器的电池通信，和/或可以将与电池及其控制相关的信息中继到控制器205。类似地，如果飞行器的电池由主飞行器控制器220而不是控制器205控制，则控制器205可以将与电池相关的控制信号传输到主飞行器控制器，以便可以根据灵活架构201的功能根据需要或期望控制电池。

在各种实施例中，电力I/O 245可以包括与发电机/马达235的两个不同绕组相关联的两个不同输出(例如，高电压(HV)输出和低电压(LV)输出)。因此，两个不同的电压(例如，HV和LV)可以由控制器205和/或主飞行器控制器220输出和控制。电力I/O 245可以附加地或可替代地具有电压转换部件(例如，DC到DC转换器)，使得可以输出两个或更多个不同的电压。在这样的实施例中，可以在不使用两个单独的绕组的情况下实现两个不同的输出。例如，两个不同的输出可以被输出到飞行器上的不同动力总线，如HV总线和LV总线。电力输入/输出245的两个输出也可以由控制器205单独控制。这样，输出可以被关闭(例如，通过关闭马达/发电机的励磁电流，使发电机的动力轴和转子相对于马达/发电机的其余部分旋转或靠惯性旋转)。

在一些实施例中，附件垫可以不受控制器205和/或主飞行器控制器220控制。附件垫可以简单地在发动机230操作时始终处于开启状态，或者可以被单独控制(例如，通过用户拨动的手动开关)以控制何时以及如何给飞行器上的附件提供动力。

在一些实施例中，控制器205可以与飞行器或航天飞行器上机载的无线收发器通信，使得控制器205可以与未硬线连接到系统200的其他计算装置通信。以这种方式，用于实现本文所述灵活架构的各种模式的指令或输入也可以从远程设备计算装置无线接收。在其他实施例中，系统200可以仅与飞行器上的部件通信。

图2B示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的灵活架构的第二飞行器控制系统275的框图。在图2B的示例中，系统275没有如图2A中所示的单独的主飞行器控制器。相反，整个飞行器具有单个主控制器280，其控制灵活架构和飞行器的所有方面(包括例如飞行器的推进机构255)。

控制器285可以与飞行器上的一个或多个推进机构255通信以控制它们。控制器285还可以与飞行器或航天飞行器上的一个或多个传感器270通信，这些传感器可以是飞行器的传感器和灵活架构的传感器。具体地，传感器260还可以嵌入上述图1A和/或1B中的任何部件中，并且因此可以用于告知如何控制图1A和/或1B的装置和/或如何如本文所述实施本文所述的模式。

在图2A或2B中，控制器205、控制器285和/或主飞行器控制器220还可以与冷却系统通信，该冷却系统配置为冷却和/或加热灵活架构的任何部件、一个或多个电池或飞行器的任何其他方面。因此，冷却系统还可以与本文所述的其他系统和方法协同地被控制。

下面描述了可以使用本文描述的灵活架构的各种实施例(包括例如在图1A、图1B、图2A和图2B中示出并关于其描述的灵活架构)来实现的五个特定模式。

在本文中可以称为混合发电机模式的第一模式中，可以控制离合器(例如，图1A的离合器115和/或图1B的离合器175)以将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)接合到动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，该动力轴在离合器与发电机/马达(例如，图1A的发电机/马达121和/或图1B的发电机马达185)之间操作，使得发动机旋转发电机/马达内的动力轴以产生电力，该电力经由电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)供应给飞行器上的其他系统，如推进机构/系统。例如，此类推进机构/系统可以利用马达提供动力，并且发电机/马达在第一模式中输出的电能可以用于驱动此类推进机构/系统。简而言之，在第一模式中，发动机可以利用离合器与动力轴接合以驱动发电机/马达并且从发电机/马达输出电能。

在本文中可称为直接驱动发动机模式的第二模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可以将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)输出接合到动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，该动力轴穿过发电机/马达(例如，图1A的发电机/马达121和/或图1B的发电马达185)以给推进机构(如飞行器上的螺旋桨)提供机械动力。在此类模式中，可以从发电机/马达中移除场(例如，可以控制发电机/马达关闭或脱离)，使得发电机/马达的动力轴和转子旋转或空转，并且发电机/马达的电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)因此脱离并且不输出电力。简而言之，在第二模式中，发动机可以驱动动力轴以机械地或其他方式给推进机构提供动力，而动力轴在发电机/马达内旋转，而不在电力I/O处接收或输出电力。

在本文中可称为增强推力模式的第三模式中，离合器(例如，图1中的离合器115和/或图1B中的离合器175)可以将发动机(例如，图1A中的发动机105和/或图1B中的发动机155)接合到动力轴(例如，图1A中的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)，该动力轴穿过发电机/马达(例如，图1A中的发电机/马达121和/或图1B中的发电机马达185)，并且发电机/马达用作马达以通过电力I/O(例如，图1A中的电力I/O 125)从外部源(例如电池组)获取电力。这在动力轴上提供比发动机或发电机/马达能够提供的更高的机械功率输出。简而言之，在第三模式中，发动机和发电机/马达同时用于驱动动力轴，以将动力发送到推进机构。

在本文中可称为直接驱动发电机/电动机模式的第四模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可以使发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)与发电机/马达(例如，图1A的发电机/马达121和/或图1B的发电马达185)脱离，使得电力可以通过电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)馈送到发电机/马达，以驱动发电机/马达作为马达并给动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)提供机械动力。简而言之，在第四模式中，发电机/马达可以单独基于在电力I/O处接收的电力给推进机构提供动力。

在本文中可称为分流发动机动力模式的第五模式中，离合器(例如，图1的离合器115和/或图1B的离合器175)可以将发动机(例如，图1A的发动机105和/或图1B的发动机155)接合至发电机/马达(例如，图1A的发电机/马达121和/或图1B的发电机马达185)，使得发动机可以使发电机/马达作为发电机旋转并且通过电力I/O(例如，图1A的电力I/O 125)给飞行器上的其他系统提提供动力以及给动力轴(例如，图1A的动力轴111和/或离合器输出/动力轴180)提供机械动力以驱动螺旋桨等系统。简言之，在第五模式中，发动机可以用于驱动动力轴和发电机/电动机，以经由电力I/O和动力轴输出动力。

如本文所述，这五个模式中的任何一种(或其变体)都可以与本文所述的单个灵活架构一起使用。此外，某些模式和/或模式组合可能对某些飞行器或航天器(aerospace)类型、某些推进机构类型、飞行器或航天器的某些飞行阶段等是有益的。

例如，在具有电动马达驱动的螺旋桨的混合电动垂直起降(VTOL)飞行器中，本文的灵活架构可以单独用作电源。因此，灵活架构可以在飞行的阶段的任何部分期间以第一模式(例如，混合发电机模式)驱动飞行器，在该飞行的阶段中必须向飞行器的动力总线或者飞行器的一个或多个电动机提供动力。

在另一个示例中，在具有单个大型主推进器螺旋桨(例如，在飞行器的机身后部)和马达/螺旋桨阵列(例如，在飞行器的机翼上)的飞行器中，灵活架构可以在起飞期间在第五模式(例如，分离发动机动力模式)中使用，以机械方式给主推进器螺旋桨提供动力并以电气方式给机翼安装的马达提供动力。图3和图4示出了此类飞行器300和400的两个示例，根据说明性实施例，可以使用航空航天混合动力系统的灵活架构。例如，飞行器300具有主推进器螺旋桨305，并且飞行器400具有呈管道推进器风扇形式的主推进器螺旋桨405。在这两个示例中，本文描述的第五模式可以用于从动力轴以机械方式给主推进器螺旋桨305和405提供动力。此外，机翼安装的马达/螺旋桨310和410可以由来自马达/发电机的电力驱动，如本文所述。

可替代地，本文描述的灵活架构可用于通过使电池包向机翼安装的电动机来为类似于图3和图4所示的那些配置在起飞时的第三模式(例如，增强推力模式)中提供动力，且用于增加在驱动主推进螺旋桨的动力轴上的发动机动力。在巡航飞行中，飞行器可以使用第二模式(例如，直接驱动发动机模式)来仅驱动主推进螺旋桨。在另一个示例中，在巡航飞行期间，飞行器可以在动力轴和推进螺旋桨之间配备有离合器，以及控制器可以通过将动力轴与推进螺旋桨脱离并将动力从发电机/电动机输出到机翼安装的电动机，来使飞行器以驱动机翼安装的电动机的第一模式(例如，混合发电机模式)操作。在另一个示例(例如，诸如发动机故障的紧急情况)中，可以使用诸如来自一个或多个电池的输入至电力I/O的动力以第四模式(例如，直接驱动发电机/电动机模式)来驱动推进器支柱。

在另一个示例中，飞行器可以是具有旋翼式主旋翼的VTOL飞行器，其可以有动力或无动力地操作，并且可以具有安装在机翼上的前向推进马达和螺旋桨。在实施例中，灵活架构可以完全在第一模式(例如，混合发电机模式)中使用，其中电力由电力输入/输出(和发电机/电机)提供，该电力驱动连接到旋翼式主旋翼的马达并使用电力来驱动安装在机翼上的马达。在实施例中，飞行器还可以在动力轴与旋翼式主旋翼之间配置有离合器，使得灵活架构可以使用第二模式(例如，直接驱动发动机模式)或第三模式(例如，增强推进模式)来旋转旋翼式主旋翼(例如，使旋翼式旋翼达到起飞速度)。在这样的示例中，控制器然后可以在旋翼机式旋翼达到速度之后使灵活架构转变到第一模式(例如，混合发电机模式)(例如，转变到用于巡航飞行的第一模式)。第四模式(例如，直接驱动发电机/电动机模式)可以在发动机无法使用来自诸如一个或多个电池的电源来驱动动力轴(以及因此旋翼机式旋翼)的电力的情况下再次使用。

图5示出根据说明性实施例的可以与航空航天混合系统的灵活架构一起使用的另一个示例飞行器500。例如，飞行器500可以包括倾斜机翼上的多个(例如，8个)电动马达/螺旋桨505，这些马达/螺旋桨可以使用本文所述的第一模式(例如，混合发电机模式)提供动力，其中发动机可以使用离合器与动力轴接合以驱动发电机/马达并将电力从发电机/马达输出到倾斜机翼上的各个马达/螺旋桨505。

相应地，本文描述了用于飞行器的有利的灵活架构，通过该架构可以实现多种模式以给推进机构提供动力。虽然特定飞行器和推进机构配置可能不利用本文所述的灵活架构能够实现的每种模式，但灵活架构仍可以在不同的飞行器中实施以实现不同的模式。类似地，虽然本文详细描述了具有五种不同模式以给推进机构提供动力的灵活架构的示例，但本文还设想了具有更少、更多或不同模式以给推进机构提供动力的其他灵活架构。

例如，灵活架构可能不具有如本文所述的离合器，但仍然可以实施本文所述的各种模式，其中期望将发动机输出耦接到马达/发电机和/或系统的输出动力轴。例如，在第一模式中，发动机可以使动力轴旋转以使发电机发电。在第二模式中，发动机可以直接驱动机械推进部件，例如，但发动机不需要与马达/发电机或动力轴脱离，因为马达/发电机可以关闭或允许马达/发电机的动力轴和转子在马达/发电机内靠惯性旋转。在第三模式中，发动机和马达/发电机用于驱动动力轴，因此不希望使用离合器使发动机和马达/发电机脱离。在第五模式中，发动机可以旋转动力轴以使发电机发电并使动力轴以机械方式给推进机构提供动力。因此，在使用上述第一、第二、第三和/或第五模式的飞行器中，动力轴无需与发动机输出脱离。因此，对于使用第一、第二、第三和/或第五模式(而不是第四模式)的任何组合的实施方式，可以不使用离合器，因为系统可以使发动机的输出始终连接到马达/发电机中的动力轴。此类实施例可能是有价值的，因为离合器可能很重和/或不可以靠。

图6是示出根据说明性实施例在具有主推进器螺旋桨的飞行器的不同飞行阶段中使用航空航天混合系统的灵活架构的第一示例方法300的流程图。具体地，飞行器可以是在机翼上具有单个较大的推进器螺旋桨和马达阵列和相应的较小螺旋桨的飞行器。在602的起飞飞行阶段期间，本文所述的第五模式可以用于机械地给主推进器螺旋桨供应动力并给机翼安装的马达供应动力。在604的巡航飞行阶段期间，本文所述的第二模式可以用于仅机械地给主推进器螺旋桨供应动力而不给较小的马达/螺旋桨供应动力。

图7是示出根据说明性实施例的在具有主推进器螺旋桨的飞行器的不同飞行阶段中使用航空航天混合系统的灵活架构的第二示例方法400的流程图。具体地，飞行器可以是具有单个较大的推进器螺旋桨和机翼上的马达阵列和相应的较小螺旋桨的飞行器。在702处的起飞飞行阶段期间，本文所述的第三模式(称为增强推进)可以用于通过发电机/马达给主推进器螺旋桨提供动力(从电池中获取动力)并以机械方式直接从发动机给主推进器螺旋桨提供动力。此外，在起飞期间，电力(由发电机/马达产生和/或直接从电池产生)也可以提供给机翼上的马达。在704的巡航飞行阶段期间，本文所述的第二模式可以用于仅以机械方式给主推进器螺旋桨提供动力，而不给较小的马达/螺旋桨提供动力。

返回参考图1A，如果离合器115接合，使得发动机105将电力施加到动力轴111，并且发电机/马达121未起作用或开启，则动力轴111可以在发电机/马达121内靠惯性旋转(例如，上述第二模式)。类似地，在各种实施例中，图1B的动力轴180可以在发电机/马达185内靠惯性旋转。然而，当离合器115和/或离合器175与其各自的动力轴111和/或180接合时，发动机105和/或发动机155可能会在动力轴111和/或动力轴180上产生扭矩脉冲，这对发电机(例如发电机/马达121和/或发电机/马达185)可能是危险的。换句话说，类似于某些类型的发动机(例如，柴油活塞燃烧发动机)点火时可能发生的轴上的大扭矩脉冲可能会导致高角加速度，这可能会导致耦接到动力轴111和/或180的发电机/马达121和/或发电机/马达185的部件疲劳或损坏。因此，可以使用减轻该扭矩的部件(如飞轮或其他重型阻尼或弹簧耦接系统)以平滑动力轴111和/或180上的扭矩。

图8示出了根据说明性实施例的用于具有用于吸收振荡扭矩的飞轮的航空航天混合系统的示例性灵活架构800。特别地，灵活架构800包括与图1B中所示和所述部件类似或相同的部件，但包括通过螺栓170刚性连接到输出凸缘165的飞轮195。飞轮195还通过螺栓198刚性连接到离合器175的一侧。因此，旋转运动可以从发动机155通过曲轴160、输出凸缘165和飞轮195传递到离合器175。离合器175可以依次与动力轴180接合或脱离，以将从飞轮195接收的旋转运动选择性地传递到动力轴180。飞轮195还可以是例如双质量飞轮或弹簧联轴器。

在其他各种实施例中，可以不使用飞轮。例如，本文描述了阻尼系统和装置的另外的实施例，其可以阻尼动力轴(例如，动力轴111)上的扭矩，但不包括飞轮。此外，在各种实施例中，飞轮和其他阻尼系统或部件可以组合使用以阻尼或平滑施加到动力轴上的扭矩。

例如，发电机/马达本身内的动力轴或转子可以刚性地耦接到发电机/马达的曲轴。这样，曲轴和转子一起可以抑制动力轴或转子上的扭矩脉冲，并且可以减少由于来自发动机的扭矩脉冲而产生的切向加速度。在这样的实施例中，可以省略离合器。因此，阻尼系统将位于发电机/马达的内部，并且阻尼系统的占地面积和重量可以小于可能位于发电机/马达外部的飞轮或其他阻尼系统。特别地，动力轴或转子与曲轴的刚性耦接可以增加动力轴或转子的惯性，使得额外的惯性有助于防止动力轴减速或以其他方式旋转，从而使其更容易受到来自发动机的扭矩脉冲的加速的影响。在此类实施例中，动力轴或转子和曲轴可以类似于飞轮地起作用。

在各种实施例中，可以使用具有静止内部部分和旋转外部部分的发电机/马达。这可以增加旋转部分的惯性，并可以允许发电机/马达中的磁体旋转并避免被扭矩峰值移位。换句话说，磁体可能已经在外部部分中旋转，因此除了由于扭矩峰值加速度而产生的任何切向惯性力之外，还可能具有施加的恒定稳定径向力。

扭矩阻尼系统还可以配置为将发动机的输出连接到发电机/马达的动力轴或转子的一部分。例如，发电机/马达的动力轴或转子之间的轮毂可以包括具有扭转弹簧和/或阻尼特性的联轴器。扭转阻尼联轴器可以包括弹性部件或弹簧(例如，由钢或其他金属制成)，其减少从发动机输出传递到发电机的动力轴或转子的潜在有害扭矩脉冲。扭转阻尼联轴器可以类似于共振阻尼联轴器或也可以称为共振阻尼联轴器。例如，与使用飞轮或其他大型阻尼系统的系统相比，此类扭转阻尼联轴器可以减小整个系统的重量和尺寸。一个或多个扭转阻尼联轴器可以安装在发动机内、发动机与离合器之间、离合器内、离合器与发电机之间和/或发电机内的任何一个或多个处，以在动力轴或转子损坏发电机本身的部件之前实现阻尼。

还可以使用其他方法来抑制发电机的动力轴或转子上的扭矩。例如，可以控制发电机上的磁场使其产生脉冲，使得其作用于发电机的动力轴或转子，以消除发动机施加在动力轴或转子上的部分或全部扭矩脉冲。可以基于发动机施加的扭矩脉冲的测量来控制发电机磁场上的此类脉冲，并且可以使发电机部件不被柴油发动机损坏。例如，在上述第三种模式中，发动机和发电机/马达都向动力轴施加功率，来自发电机的向动力轴施加的脉冲既可以向动力轴施加功率，又可以保护发电机的部件免受损坏。在本文所述的其他模式中，每当动力轴被发动机整体或部分驱动时，可以使用发电机向动力轴施加脉冲。因此，为了以这种方式正确地保护发电机的部件，发电机磁场施加到动力轴或转子的脉冲可以被配置为与发动机的扭矩脉冲相关，以适当地抵消那些扭矩脉冲。

下面进一步描述了本文所述的灵活架构如何封装和/或用于实际飞行器的示例。例如，某些飞行器可以使用马达来驱动推进系统，并且因此必须具有足够的机载电能或产生这种机载电能以驱动这些推进系统的方法。此外，给定管辖范围内的法规也可能要求有足够的储备能量以遵守飞行器的操作法规。本文所述的灵活架构可以给推进系统提供此类电能和/或储备能量，使得本文所述的系统可以与各种电动飞行器一起工作。例如，本文的实施例提供了将喷气燃料(或其他液体或气体燃料)高效地转换为电能，使得电动飞行器可以使用广泛可用的燃料源来提供动力。

图9示出了根据说明性实施例的航空航天混合系统的示例灵活架构的立体图900。该混合单元可以用作各种飞行器类型和实施方式的核心动力装置。图9的混合单元是紧密集成的动力装置，其可以包括图1A、1B、2A、2B和/或图8中示出和描述的一些、全部和/或附加元件。

此外，混合单元可以包括冷却混合单元的各个方面的集成冷却系统905、与混合单元相关的热交换器、或用于混合单元的任何方面如翅片附件的散热器。动力输出910可以是动力轴(例如，图1A的动力轴110、图1B或8的动力轴180)或连接到动力轴，使得旋转动力可以从混合单元输出到推进系统或飞行器的其他方面。电连接器915也可以用于输出电力(或输入电力)，如本文所述。电连接器915可以是例如Amphenol Surlok Plus^TM连接器或等效物，也可以是任何其他类型的合适连接器。以这种方式，混合单元的主总线、如直流(DC)总线可以通过电连接器915连接(例如，图1的电功率输入/输出125、图2A或2B的电力I/O245)。这些或其他连接器还可以便于连接和控制混合单元的部件，如使用控制器局域网(CAN)总线、CAN 2.0总线和/或SAE J1939总线。此类通信总线可以在不同速度下操作，例如250千字节/秒(kbps)、500kbps、1000kbps等。在各种实施例中，电连接器915和/或其他连接器可以针对给定应用进行定制，例如不同类型的飞行器以及这些飞行器使用的通信和动力系统。

借助于功率输出910和电连接器915，图9的混合单元可以经由功率输出910输出机械功率和/或经由电连接器915和混合单元中的DC总线输出电力(例如，图1的电力输入/输出125、图2A或2B的电力I/O 245)。类似地，可以通过电连接器915接收电力以驱动功率输出910，就像可以通过功率输出910接收机械功率以产生电力以经由电连接器915输出一样。例如，如果飞行器包括一个或多个电池，则可以通过电连接器915接收来自电池的额外功率以增加施加到功率输出910的功率，使得功率输出910由发动机和来自飞行器的电池的功率共同驱动，如本文所述。

图9的混合单元还可以包括用于将发动机连接到燃料源的连接器925。连接器925可以是快速燃料连接器，如AN6快速燃料连接器。这样，发动机可以被供应燃料以驱动电源输出910和/或产生电力以通过电连接器915输出。图9的混合单元还可以包括用于将混合单元安装到飞行器上的安装硬件920。虽然安装硬件920在图9中示出为位于混合单元的顶部，但是在其他实施例中，安装硬件可以另外或替代地位于混合单元的顶部、底部、侧面等中的任何位置，使得混合单元可以根据需要安装到飞行器上。

图10示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的顶视图1000。图11示出了根据说明性实施例的图9的示例灵活架构的侧视图1100。

因此，本文所述的混合单元可以用于给电动或混合电动飞行器提供动力，并且可以提供比单独使用电池组更好的电力。例如，如图9-图11所示的混合单元可以提供比电池更好的能量密度(例如，能量密度好5到7倍)。例如，本文所述的混合单元可以具有600-1200或更多瓦时/千克(Wh/kg)等效能量密度。本文所述的混合单元还可以有利地具有比其他系统更好的燃油经济性(例如，比涡轮发动机好40％的燃油经济性)，并且可以使用现成的燃料，例如Jet-A、柴油、煤油、生物燃料替代品或任何其他合适或所需的燃料。换句话说，本文的混合单元可以在紧凑的封装中包括发动机、发电机、逆变器和使用空气冷却的热管理，使得安装了灵活架构的飞行器可以有利地利用这些部件作为动力装置。混合架构可以提供各种电压的输出(例如400伏特(V)、800V、1000V、1200V等)，以及具有用于其他附件或系统电源的连接(例如28V)。本文描述的灵活架构也可能比其他系统更安静(例如，比涡轮发动机系统更安静)。例如，在距离当前系统100英尺或更近的地方，噪音可能低于70分贝(dB)。

本文所述的灵活架构还可以是可以扩展的。例如，在较大的飞行器中，可以使用本文所述的两个或更多个灵活架构。灵活架构还可以用于为不同功能和目的而设计的不同飞行器中。例如，本文所述的灵活架构可以用于城市空中运输(UAM)系统，例如电动垂直起降(eVTOL)飞行器、电动短距起降(eSTOL)飞行器、电动常规起降(eCTOL)飞行器等。一个示例灵活架构(例如图9-11中所示的架构)可以具有下表1中所示的规格。

表1

^*最大突发轴功率取决于电池配置

^**干质量包括发动机、发电机、逆变器和热系统

如上所示，可以提供185kW的混合单元。因此，可以在给定的飞行器中提供两个混合单元以提供370kW的功率。

图12示出了根据说明性实施例的用于航空航天混合系统的另一个示例灵活架构的立体图1200。图12的灵活架构包括发动机1205和发电机，其由于诸如系统的冷却导管的其他部件而被隐藏或不可见。然而，像图9-图11的混合单元一样，提供了机械输出动力1210和电气输出动力1220(它们也可选地能够接收动力)。

因此，本文的各种实施例提供了可并入在航空航天工业市场中的各种不同类型的飞行器中的混合电动力装置。这样做，飞行器制造商可能不必建造自己的由发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统组成的系统，来为这些飞行器提供动力。这可能是有利的，因为创建动力装置系统并对其进行航空航天标准认证的开发过程可能会持续4年以上，并且成本可能超过1000万美元。

因此，本文描述的混合动力装置或灵活架构可以与飞行器的设计可分离地设计、制造等。灵活架构的少些方面可以根据飞行器制造商的需要进行定制，但是是以不会导致整个系统被重新设计或重新配置的方式。因此，本文的实施例提供了一种集成单元，该集成单元包括将要安装在飞行器上的在一个封装中的发动机、发电机、电力电子器件、冷却系统和/或控制系统。将这些元件组合成单个独立的单元进一步有利地允许该单元作为系统通过联邦航空管理局(FAA)认证过程。然后，多个飞行器制造商可以使用经过认证的系统，消除飞行器开发商的认证负担和开发负担，以及提高效率，因为多个飞行器制造商将不必寻求专门为其飞行器设计的许多不同的动力装置系统的认证。

通过提供具有发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统的组合单元，本文描述的混合灵活架构可被优化为整个系统而不是单独的部件。另外，这样的混合单元可以用在多个飞行器设计中，而作为飞行器设计过程的部分而设计的系统被配置为使得难以在其他地方重新应用它们。拥有可应用于多个细分市场和具有共同动力要求的飞行器设计的混合单元导致飞行器的开发更快，其中飞行器的主要部件(例如，混合单元或灵活架构)已经获得认证并投入生产。

用于航空的混电系统历来都是针对每个应用/飞行器从头开始设计的。这样的过程是低效的以及由本文的实施例解决。例如，一些飞行器具有专门为飞行器设计的独特的动力装置。这样的解决方案可以包括定制发动机、发电机、电力电子设备、控制系统、冷却系统、电池包、推进电动机和/或螺旋桨。本文的实施例提供了一种用于飞行器的紧凑的混合系统，该系统可以构成在飞行器动力和推进系统内的两个不同半部中的一半：动力系统(诸如如本文所描述的混动系统)的上游端和下游端。

图13示出了根据说明性实施例的用于推进飞行器1300的示例下游和上游部件。例如，飞行器系统的下游部件1310可以包括与飞行器的具体设计更相关的电动机、旋翼/螺旋桨、姿态控制部件等。可以在不同的飞行器内可重复的飞行器的上游部件1305可以包括发动机、发电机、电池、配电、燃料、发电机噪声消除等中的任何一个。

具体地，动力系统的上游端可以包括负责产生电力的混动系统元件。这样的上游部件1305可包括发动机、发电机、电力电子设备、控制系统(用于上游发电部件)、冷却系统(用于上游部件)、电池包和/或燃料。动力系统的下游端可包括负责将电力转化为推力、姿态控制和/或空气动力学的主动控制的混动系统元件。这些下游部件1310还可包括电动机、螺旋桨、电动机控制器和/或用于推进系统的控制系统。

因此，尺寸和总功率需求相似的非常不同的电动飞行器设计可能存在共同的上游动力系统需求。然而，下游动力系统从一架飞行器到另一架飞行器可能几乎没有一致性，以及因此这些部件可能无法像上游部件那样标准化以在许多飞行器设计上工作。此外，有助于其本身标准化的上游元件可能包括与功率需求相关的部件，但不包括与总能量需求相关的部件。在发动机、发电机、电力电子设备、冷却系统和/或控制系统的情况下，上游动力系统的这些元件的尺寸可被设计成适合飞行器的特定功率需求(kW或hp)。然而，燃料的量和电池包的尺寸可能由总能量需求(kWh或hp hr)驱动，以及这些可能因飞行器而异。在这样的实施例中，可以通过改变燃料箱的尺寸来改变燃料的体积大小以匹配飞行器设计的要求，以及可以通过调节在电池包内的并联电池堆的数量或通过添加额外的电池包来改变以kWh为单位的电池包的容量。

因此，本文提供了用于供应混合动力装置的实施例，该混合动力装置以重量有效和空间有效的方式紧密集成了发动机、发电机、电力电子设备、控制系统(用于发电系统)和/或冷却系统，其可以被认证为独立的单元，旨在提供与飞行器可分离的推进动力。

另外，如本文所述，在发电机内的转子可被优化，以在混合动力装置的情况下服务于多个目的。传统的燃烧发动机可能具有附接至旋转轴的飞轮质量，以增强操作的平稳性。然而，在航空航天系统的背景下，增加额外的质量可能没有吸引力。当发动机如本文所述联接至在混合动力装置中的发电机时，在发电机中的转子可被设计为承受来自发动机的任何扭矩脉冲，以及其可被设计为发动机用于平稳操作的旋转质量。

此外，虽然辅助动力单元在现有技术中是已知的，但是这些系统可能被设计用于与飞行器的主要推进动力源不同的目的，以及因此可能没有能够通过推进所需标准认证的控制系统。此外，这样的系统可以在没有冷却系统的情况下设计，将这一方面留给机身设计者。因此，这些系统未经过第33部分(针对飞行器动力装置的FAA法规)的认证。此外，这些辅助动力单元系统被设计为间歇性使用的轻型辅助系统，而不是在飞行的所有阶段中使用的高效推进系统。另外，辅助动力单元可被设计成产生交流(AC)电，而本文所述的混合电动力装置可产生直流(DC)电，使得混合电动力装置可联接至大型推进电池包，因为多个电池包提供DC电并使用DC电充电。

涡轮发电机是一种为混合动力而被提出的适应性辅助动力单元。这样的系统缺乏冷却系统集成，其为机身开发商提供作为混合动力装置部分的冷却系统。因此，机身开发商可能需要设计他们自己的冷却系统，来伴随涡轮发电机的使用。使用本文中的实施例，用于冷却本文中描述的混合动力装置的单独的冷却系统可以有利地不需要为特定的机身设计或开发，因为这样的冷却系统已经包括在本文中所描述的灵活架构中。

因此，本文描述的灵活架构和混合电动力装置有利地提供将液体燃料(或气体燃料)转换成旋转机械动力的发动机、联接到发动机的被配置成将旋转机械动力转换成电的发电机，和/或联接到发电机的被配置为将发电机的直接AC输出转换成高压DC电的电力电子设备。本文描述的灵活架构和混合电动力装置进一步有利地提供控制系统，该控制系统被配置成改变发动机的动力输出，以匹配在飞行器的主推进电气总线上的动力需求，以满足飞行器对电力的需求。

本文描述的混合动力装置控制系统、电力电子器件、发电机和/或发动机设计可以进一步符合推进航天系统可以靠性的监管要求(例如，故障概率应小于10^-6或十的负六次方)。灵活架构和混合电动力装置还可包括控制接口，其使得灵活架构或混合动力装置能够与车辆级飞行控制系统通信，以使得能够从车辆级飞行控制系统向混合动力装置控制系统提供推进动力命令，以及还有利地使混合动力装置控制系统将状态消息发送回车辆级飞行控制系统(例如，用于控制灵活架构或混合动力装置的反馈)。灵活架构和混合电动力装置还可以包括冷却系统，其在本文描述的灵活架构和混合电动力装置的整个操作动力输出范围内维持发电机、电力电子设备和/或发动机的温度范围。

本文描述的灵活架构或混合电力发电装置的各种实施例还可以包括控制系统，其通过改变发动机扭矩来改变动力输出和/或在动力输出的显着范围内保持每分钟转数(RPM)基本恒定。这样的实施例可以通过消除油门滞后和与系统转动惯量相关的较长响应时间来提供灵活架构或混合电动力装置的更快响应。

本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施例还可包括将发动机的动力输出的一部分提供为机械轴动力以及将一部分提供为DC电力的选项。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施例还可包括发动机可以是活塞发动机、柴油活塞发动机、涡轮发动机、旋转发动机或其他形式的燃烧发动机。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施例还可包括其中发电机的转子被设计为发动机的飞轮的示例。本文描述的灵活架构或混合电动力装置的各种实施例还可以包括位于发动机和发电机之间的离合器，以使得发电机能够作为电动机运行，在本文描述的一些类型的并联混合装置中，当发动机关闭时该电动机可以运行。

DC总线部件

本文描述了用于实施混合动力飞行器的各种实施例。此类飞行器可以利用高压电气总线将电力分配到飞行器的各个部件，例如用于飞行器推进机构的马达。在此类混合动力飞行器中，可能希望将高压电气总线稳定在特定的预定电压范围内(例如，在标称电压水平附近)，使得推进马达可以充分操作。本文所述的各种实施例可以具体使用直流(DC)总线，因此维持期望的DC电压范围可能是希望的。有利地，本文的各种实施例通过将至少一个电池或超级电容器直接连接到DC总线来有效地维持DC总线上的期望DC电压范围，并进一步维持至少一个电池或超级电容器上的足够电量以维持DC总线上的期望DC电压范围。此类实施例可以防止可能损坏混合电动或电动飞行器的部件(例如，用于推进的马达和逆变器)的电压尖峰，并且避免可能对飞行器或飞行器系统的可靠性和/或性能和安全性产生负面影响的电压尖峰或电压骤降。

在电气化航空中，总体架构的各种实施例可以包括一个或多个动力产生装置(例如，发电机)，该装置经由低阻抗连接器连接到高压DC总线并将电力和能量馈送到该总线上。在同一车辆中并连接到同一DC总线的可以是一个或多个动力消耗装置(例如，电动马达)，其从该直流总线接收电力和能量。电气化飞行器的各种实施例还可以包括能量存储装置，如电池组或电容器(例如，超级电容器)，其可以根据总线电压和电池组电压根据需要接收或输送电力。

例如，如果高压发电机直接产生DC电或通过无源整流器运行，则马达产生的DC电压可能主要取决于旋转发电机的轴的每分钟马达转速(RPM)。例如，永磁马达可以基于旋转速度(RPM)产生电压。对于许多用途，电压与RPM的耦接可能对马达控制产生问题，从而限制系统中该马达的值。为了从没有永磁体的无刷马达中获得额外的实用性，可以使用外部电压参考来维持所需的电压水平。航空业的一个独特问题是，飞行安全需要在各种飞行条件下(马达驱动风扇、螺旋桨或其他设备)对电力消耗者进行精确控制，这些条件可能与贡献者(例如，电动无刷发电机)的特性不匹配。如果所使用的高压发电机由于任何原因转动速度比预期慢，则总线电压可能低于预期，并且该总线上的任何马达的性能可能低于预期，这可能导致不安全或不良状况。如果这种高压发电机的转速比预期的要快，总线电压可能会很高，并且马达性能可能再次超出预期或期望值。因此，对于发电机和马达共用一个总线的应用，可能需要相应地设计所使用的发电机和马达。对于电气化航空，需要精确控制任何马达(一个或多个)，以便为飞行器提供升力、推进、飞行器姿态等。因此，与其他非航空相关的实现相比，需要更好地控制提供给任何马达的功率(例如，通过DC总线)，方法是将提供给马达的功率保持在使马达保持以期望性能水平运行的电压。此外，提供给马达的动力可以快速调整，以便飞行器的飞行员或控制系统可以根据需要在广泛的使用范围内控制马达(例如，为飞行员或控制系统提供灵活、广泛的范围，他们可以在该范围内控制马达)。在各种实施例中，逆变器可以用于调节上游发电机的输出电压，该发电机可以用于给高压总线提供动力。逆变器还可以用于在变化的负载条件下精确控制下游马达。

逆变器可以允许系统设计者通过控制电流来扩大任何电动机和/或发电机的操作范围。为了使这些逆变器正常工作，向逆变器馈送电力的总线电压可以有利地通过除了电动机RPM之外的其他方法来设置和维持(因为在仅使用电动机RPM的情况下在总线上的电压可能难以精确控制)。总线电压的维持与电容以及在所有系统操作条件下出现的负载的预期变化有关。例如，如果该总线具有正变化太快的负载或太低的电容(其作用类似于在类似机械系统中的惯性)，则高压总线和电力电子系统可能会变得不稳定。

在各种实施例中，可以使用电池组、电容器或它们的任何组合来建立和维持总线电压。此类装置可以向总线添加电容和/或电惯性并且是无源的，这意味着它们的预期功能完全由物理决定，并且可能不需要控制或干预(例如，通过控制器或控制系统)。超级电容器(或超电容器)还具有高电容的期望特征，但它们通常缺乏显著的能量存储。超级电容器可以以巨大的功率(例如，随时间变化的能量)响应非常快速的波动。简而言之，它们可以为总线提供稳定性，以应对持续时间相对较短、幅度较小或这两个值的乘积相对较低的波动。电池也可能是理想的，因为它们具有显著的电容以实现总线稳定性，并且还可以存储高能量。电池可能无法像超级电容器那样快速响应电压变化，因为电池通常具有更有限的功率应用速率，特别是在充电时(放电功率容量通常比充电容量高10倍或更多)。例如，如果需要从总线上拉出电流以保持所期望的电压水平(例如，给电池充电)，则电池可能无法像某些实施例中所期望的那样快速吸收该电流(取决于所选电池的具体特性)。然而，在一些实施例中，仅一个或多个电池组就足以维持总线上的期望的电压水平。

因此，本文描述了各种实施例，通过添加具有适当设计的电池组和/或超级电容器组来独立控制一个或多个上游发电机和下游马达，以维持DC总线上的期望电压。通过这些存储元件的电压和电容直接电连接到总线上的主马达控制元件(并且不受其他开关、充电器或类似设备的屏蔽)的架构，电池组和/或超级电容器组为高压DC总线提供轻量且有效的锚点或设定点。

飞行器中的电池组可以与混合发电系统一起部署，以支持应用于飞行物品的系统安全标准。如果选择这些电池组和/或超级电容器不仅是为了提供所需的功率或能量，而且还将其设置为正确或所需的电压并连接到高压电机控制器，则电池组和/或超级电容器组可以通过将电池组和/或超级电容器组直接连接到直流总线来提供总线稳定的第二个有价值的好处。还可以有利地为给定的飞行器选择电池组和/或超级电容器组，使其具有目标电压，尽管总线上的实际电压可能会随着荷电状态(SOC)和变化的电负载而自然波动。还可以有利地选择电池组和/或超级电容器组，使得实际电压不太可能超出所需范围。在实际电压超出期望范围或预计超出期望范围的情况下，飞行器的控制器或飞行器中的混合电动发电机组可以调节提供给发电机的功率(例如，扭矩)，以增加或减少提供给DC总线的电力，从而将电压保持在适当的期望范围内。RPM还可以保持在恒定或相对恒定的水平或在预定范围内。因此，可以通过调节发动机的扭矩输出而不是通过调节发动机输出的RPM来调节提供给发电机或以其他方式输出到动力轴的功率。可能还需要保持实际电压设定点，该设定点可以在保持在操作飞行器的马达或其他部件的期望公差范围内的范围内波动。另外，电池包可以有利地用作辅助电源，以在混合发电机组的发电机(一个或多个)或其他部件中出现故障的情况下驱动航空器的电动机或其他部件。因此，这可以增加一定程度的系统安全性和容错能力。

图14是根据说明性实施例的用于给直流(DC)总线提供稳定电压的示例系统1460的示意图。系统1460包括混合发电机组1461，其包括控制器1462、通过轴1464连接到发电机1465的发动机1463、逆变器1466和直流(DC)总线1467。发动机1463可以通过轴1464向发电机1465提供机械(例如，旋转)动力，使得发电机1465可以产生电力(例如，交流(AC)电力)。来自发电机1465的交流电可以由逆变器1466转换为DC电，并供应至DC总线1467。逆变器1466还可以将来自DC总线1467的AC电转换为AC电，发电机1465可以使用该AC电向轴提提供动力输出(例如，发电机1465用作马达，为飞行器的部件(例如推进机构)提供动力)。控制器1462可以控制混合发电机组1461的任何部件(例如，控制输出至发电机1465的RPM)。控制器1462还可以测量DC总线1467的特性，例如DC总线上的电压和/或流过DC总线1467的电流。

系统1460还包括飞行器部件，例如连接到DC总线1467的逆变器1472和1476、连接到逆变器1472和1476的马达1474和1478、控制器1480以及电池组1482和1484。在各种实施例中，飞行器部件可以具有超级电容器，以代替或补充电池组1482和1484。在各种实施例中，一个或多个电池组和/或超级电容器可以被包括作为混合发电机组1461的一部分，并且直接连接到混合发电机组1461内的DC总线，无论飞行器部件是否具有单独的电池和/或超级电容器。虽然图14示出了从混合动力发电机组1461的DC总线1467延伸到飞行器部件1470的多个连接，但是本文中也考虑了其他配置，例如到飞行器部件1460的另一个总线的单个连接，或者其中DC母线1467本身是飞行器部件1471的一部分等。控制器1480可以与控制器1462通信。这样，控制器1480可以向控制器1462传输有关逆变器1472和1476、马达1474和1478目前如何被控制/使用或者控制器计划将来如何使用这些部件的信息。控制器1480还可以监测和测量电池组1482和1484的状态，并将与该状态相关的信息(例如，与荷电状态、电压、流入或流出电池的电流等相关的任何测量值)发送到控制器1462。在混合发电机组1461中包含电池或超级电容器的实施例中，控制器1462可以监测这些部件以获取类似信息。

在各种实施例中，飞行器中可以包括比图14中所示的元件更少、更多或不同的元件。

图15是示出根据说明性实施例的用于基于来自飞行器级控制器的通信来维持稳定的直流总线电压的示例方法1500的流程图。在操作1502处，控制器(例如，图14的控制器1462)可以从飞行器控制器(例如，图14的控制器1480)接收包括功耗或电池状态信息的通信。功耗信息可以涉及例如飞行器的逆变器或马达当前如何使用电力。功耗信息还可以涉及飞行器的逆变器或马达将如何使用电力(例如，关于控制器打算如何在未来的指定时间增加或减少提供给马达的电力的信息)。电池状态信息可以包括系统的电池或超级电容器的荷电状态、实际电压和/或流入或流出电池或超级电容器的电流。

因此，在操作1504处，控制器可以确定应如何调节混合电动发电机组的功率输出以保持DC总线上的期望电压范围。例如，如果电池的荷电水平太低以至于有无法保持期望电压的危险，则控制器可以在操作1506处发送指令以增加混合电动发电机组的功率输出，以便有足够的电力对电池进行充电。在另一个示例中，如果飞行器的发动机当前正在使用或预计需要比当前使用的功率显著更多的功率，则控制器可以在操作1506处发送指令以增加混合电动发电机组的功率输出。功率输出也可以类似地降低。在任一情况下，控制器都可以通过改变发动机提供给发电机的RPM来调整到DC总线的该总功率输出。因此，虽然电池组和超级电容器可以减少对混合发电机组功率输出进行实时调整的需要，但由于电池组和/或超级电容器可以将DC总线维持在期望的电压水平，因此在各种实施例中，对RPM以及因此对DC总线的输出功率进行一些控制或调节仍然是期望的。

图16是示出根据说明性实施例的用于基于混合发电机组级控制器的测量来维持稳定DC总线电压的示例方法1600的流程图。方法1600与方法1600类似，不同之处在于它考虑了可以由混合发电机组控制器本身(例如，控制器1462)进行的测量，而不是从另一个控制器(例如，飞行器系统范围的控制器，如图14的控制器1480)接收此类测量或信息。

在操作1602处，控制器测量DC总线上或流经DC总线的可用功率的各个方面。如果DC总线可以由全系统飞行器控制器测量，则操作1602处也可以由全系统飞行器控制器执行。类似地，如果电池和/或超级电容器被封装为混合电动发电机组的一部分而不是被定位为整个飞行器系统的一部分，则控制器在操作1602处还可以测量电池/超级电容器的状态(例如，荷电状态、电流、电压等)。在操作304处，控制器确定应如何基于测量结果调整混合电动发电机组的功率输出。例如，如果DC总线电压接近超出期望范围，则可能需要在操作306处向混合电动发电机组的部件发送指令，以基于操作304的确定来调整混合电动发电机组的功率输出，从而确保DC总线电压保持在期望的电压范围内。

跨多个操作模式的推进控制

如本文所述，示例混合动力发电装置可以具有发动机；马达/发电机；高压电池组；可操作地连接到螺旋桨、风扇或变速箱的并联混合输出轴；以及高压连接，其允许发动机的功率输出在串联功率生成与直接轴功率之间分割或混合。如本文所述，此类架构提供多种不同的操作模式。在一些实施例中(例如，如图14所示)，输出轴可以给发电机(例如，如本文所述的发电机/马达121、185、235、1465)提供功率，而不是使用并联混合输出轴来给飞行器推进机构的螺旋桨、风扇、变速箱等提供机械功率。因此，在各种实施例中，本文所述的推进控制可以具有与此类系统相关的可用范围。

对于基于航空的系统，可能希望减少飞行员的工作量，无论是精神还是身体上的。驾驶飞行器可能需要相当的专注力，并且任何可以提供减少的工作量、减少判断力、减少对记忆或检查表的使用等的系统，飞行员或操作员犯错的可能性就越小。在自动或手动杆系统中，其中混电动力装置的控制器从飞行器的系统范围控制器接收推进请求，本文所述的此类方法还提供了简单的设计和/或与更多飞行器的互操作性，因为飞行器控制器可以简单地请求给定的推进水平，而无需对飞行器控制器进行编程以了解由混电动力装置提供的不同飞行模式。

飞行员还可以有利地使用推进杆。飞行器驾驶舱中的杆可以包括油门杆，用于控制来自一个或多个发动机的输出功率。杆还可以与螺旋桨推进相关，向前运动可以产生更高的推进、更快的爬升和/或更快的巡航速度。因此，在具有物理杆的实施例中，飞行员可以有利地已经熟悉用于控制动力装置以获得更多推进的机制，而无需重新训练飞行员关于本文描述的混电动力装置的多个操作模式。

因此，本文描述的实施例涵盖了跨串联/并联混合动力装置的至少两个操作模式的推进杆的物理布局，以及该系统的底层控制器方面。例如，如图2A所示，灵活架构201的控制器205可以从主飞行器控制器220接收指示给定推进水平请求的信号，该信号可能与杆的物理位置相关，或者可以由主飞行器控制器220或另一个计算装置计算。

在第一范围(例如，整个位置范围内的第一位置子集)(例如，并联混合发电模式)中，并且朝向第一范围的底部，系统可以开始给高压总线提供高压电流(功率)以驱动分布式电推进。发动机RPM可以处于提供最大发动机效率的高设定点并且可以控制马达/发电机以保持总线电压，这意味着电输出与飞行器负载匹配并且电压是稳定的。发动机输出的范围可以从低功率到最大功率，并且将仅由HV总线上的负载决定。例如，第一范围可以由图17中的范围1705示出。

从此状态开始，如果飞行员希望接合输出轴以旋转诸如推进器螺旋桨或变速箱之类的机械装置来驱动转子，则飞行员可以开始向前移动推进杆以请求将推进输出到直接驱动轴。如果电气负载之前不需要全发动机功率，并且只要所请求的轴功率的增加也不需要全发动机功率，则在系统中存在的其他自动化装置保持总线电压(因此保持DC输出电流)的同时向前移动推进杆，功率混合开始。维持HV总线所需的功率可以保留，并且功率也可以开始流向输出轴，并且发动机同时提供机械轴和电气输出。

这种情况持续到达到请求发动机最大可以用功率的点(例如，图17中的点1715)(通过推进杆和在存在DC电流负载的情况下确定性自动控制和维持总线电压)。在此推进请求下，并联混合动力系统输出可以最大化，无论是通过全开油门、最大机械燃油架还是其他此类发动机控制范围。这与推进杆范围的中点相匹配，在图17中标记为模式开关。

如果分布式电推进的DC电流负载尚未减少，则额外的推进请求(向推进器螺旋桨或变速箱提供更多轴功率)可能需要将功率从电池组流出并流到HV总线上。在此阶段(例如，图17中的范围1710)，标记为辅助功率模式，更多的发动机功率被馈送到输出轴，并且HV总线的电力需求部分由发电机满足，部分由电池组满足。

该操作可以持续，直到飞行员收到与电池组性能和安全相关的警告。此类警告可能与荷电状态(SOC)、HV总线电压(当电池放电时会下降)或由于长时间放电而导致的电池温度有关。一旦检测到并报告了限制，飞行员或操作员就可以做出选择，以启用输出轴的减小推进请求。然后，飞行员或操作员可以降低推进杆的位置以重新平衡系统并可能返回到从混合动力系统自动对电池组充电的阶段(例如，称为并联混合动力模式的第一范围)。在各种实施例中，机载处理器或控制器也可以自动做出某些选择。例如，如果HV总线电压降至阈值以下、电池温度高于预定阈值、荷电状态(SOC)低于预定阈值等，则处理器或控制器可以自动控制系统处于哪种功率输出模式(或图17的范围)，无论飞行员或其他控制器操纵的物理控制器是否处于特定范围。

在各种实施例中，混电动力装置的附加或不同操作模式可以通过杆并入操作中和/或响应来自控制器的推进水平请求。例如，此类实施例可以并入三个或更多个不同模式，或可以并入除图17中所示和所述模式之外的模式。例如，第三模式可以称为低噪音模式，其中发动机不操作，并且马达/发电机由电池组提供动力以驱动机械输出轴。此类模式可以输出比上述两个模式更低的总功率。因此，此类模式可以应用于杆或推进请求的最低范围，其中一个或多个其他模式与杆或推进请求的其他运动范围相关联。

例如，图18示出了示例操作模式1800，其中可以控制示例混合架构。虽然图17演示了两个模式，但图18演示了至少三个模式，以及表示可以在实施例中实施的可能的第四模式的虚线。第一阈值1808、第二阈值1810和第三阈值1812可以表示系统的期望总输出的不同水平，其可以呈电输出或机械输出的形式。例如，如果系统包括图14的混合发电机组1461，则总输出可以是发电机1465和电池组1482、1484的组合输送到总线1467的总电量。一旦期望的输出电量超过第一阈值1808，系统就可以从第一操作模式1802切换到第二操作模式1804。类似地，一旦期望的电量从第二模式1804移向第三操作模式1806(第二模式1804中最接近第一模式1802的区域输送的电量较低，而第二模式1804中靠近第三模式1806的区域输送的电量最高)，在第二阈值1810，系统可以切换至第三操作模式1806。当期望电量超过第三阈值时，可以发生类似效果，并且系统可以切换至第四模式1806。

在各种实施例中，模式可以与本文所述的不同输出或模式相关联。例如，第一模式1802可以是仅使用电池电力来输出电力的模式。第二模式1804可以是发动机的电力输出到总线(例如，给电池充电)和机械地输出到推进机构。在图14的示例中，这种第二模式1804可以是发动机1463和发电机1465的所有电力都输出到总线1467，并且一些电力由马达1474、1478使用，而一些电力用于给电池1482、1484充电。第三模式可以是发动机的电力和电池的电力都用于给推进装置提供动力(例如，发动机1463和发电机1465以及电池1482、1484给电动马达1474、1478提供动力)。

在各种实施例中，本文所述的其他模式可以与图14的第一、第二、第三、第四等模式中的任何一个相关联。例如，模式可以涉及本文所述的混合发电机模式，其中发动机可以使用离合器与动力轴接合以驱动发电机/马达并从发电机/马达输出电力。另一个模式可以是本文所述的直接驱动发动机模式，其中发动机可以驱动动力轴以机械地或以其他方式为推进机构提供动力，而动力轴在发电机/马达内旋转而不在发电机/马达的电力输入/输出处接收或输出电力。另一个模式可以是如本文描述的增强推进模式，其中发动机和发电机/马达都用于同时驱动动力轴以将动力发送到推进机构。另一个模式可以是如本文描述的直接驱动发电机/马达模式，其中发电机/马达单独地可以根据在电力输入/输出处接收的电力(例如，来自电池组)给推进机构提提供动力。另一个模式可以是如本文描述的分离发动机动力模式，其中发动机可以用于驱动动力轴并且发电机/马达经由电力输入/输出和动力轴输出动力。

图19是包括通用计算系统环境100的计算环境示例的示意图，例如台式计算机、笔记本电脑、智能手机、平板电脑或任何其他能够执行指令(例如存储在非暂时性计算机可读介质中的指令)的装置。本文公开的各种计算装置(例如，处理器/控制器205、控制器220、处理器/控制器280、混合发电机组控制器1462、飞行器主控制器1480或与这些控制器通信的任何其他计算装置，这些控制器可能是飞行器的其他部件的一部分)可以类似于计算系统100或者可以包括计算系统100的一些部件。此外，虽然在单个计算系统100的上下文中进行描述和说明，但是本领域技术人员还将理解，下文描述的各种任务可以在具有经由局域网或广域网(其中，可执行指令可以与多个计算系统100中的一个或多个相关联和/或由多个计算系统100中的一个或多个执行)链接的多个计算系统100的分布式环境中实践。

在其最基本的配置中，计算系统环境100通常包括至少一个处理单元102和至少一个存储器104，它们可以经由总线106链接。取决于计算系统环境的确切配置和类型，存储器104可以是易失性的(诸如RAM 110)、非易失性的(诸如ROM 108、闪存等)或两者的某种组合。计算系统环境100可以具有附加特征和/或功能。例如，计算系统环境100还可以包括附加存储(可移动和/或不可移动)，包括但不限于磁盘或光盘、磁带驱动器和/或闪存驱动器。可以通过例如硬盘驱动器接口112、磁盘驱动器接口114和/或光盘驱动器接口116来使得这样的附加存储器设备可被计算系统环境100访问。如将理解的，将分别链接到系统总线106的这些设备允许从硬盘118读取和向其写入、从可移动磁盘120读取或向可移动磁盘120写入、和/或从可移动光盘122读取或向可移动光盘122(诸如CD/DVD ROM或其他光学介质)写入。驱动接口及其相关联的计算机可读介质允许计算系统环境100的计算机可读指令、数据结构、程序模块和其他数据的非易失性存储。本领域技术人员将进一步理解，可以存储数据的其他类型的计算机可读介质可以用于该相同的目的。这样的媒体设备的示例包括但不限于，磁带、闪存卡、数字视盘、伯努利盒式磁带、随机存取存储器、纳米驱动器、记忆棒、其他读/写和/或只读存储器和/或用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何其他方法或技术。任何这样的计算机存储介质可以是计算系统环境100的部分。

多个程序模块可以存储在一个或多个存储器/介质设备中。包含有助于诸如在启动期间在计算系统环境100内的元件之间转移信息的基本例行程序的基本输入/输出系统(BIOS)124可以存储在ROM 108中。类似地，RAM 110、硬盘驱动器118和/或封壳存储器装置可用于存储计算机可执行指令，包括操作系统126、一个或多个应用程序128(例如其可包括本文公开的功能)、其他程序模块130，和/或程序数据132。更进一步地，计算机可执行指令可以根据需要例如经由网络连接下载到计算环境100。

终端用户可以通过输入设备(诸如键盘134和/或定点设备136)将命令和信息输入到计算系统环境100中。虽然未示出，但是其他输入设备可以包括麦克风、操纵杆、游戏手柄、扫描仪等。这些和其他输入设备通常将通过封壳接口138连接到处理单元102，该封壳接口138又与总线106耦连。输入设备可以经由接口(诸如并行端口、游戏端口、火线或通用串行总线(USB))直接或间接连接到处理器102。为了查看来自计算系统环境100的信息，监视器140或其他类型的显示设备也可以经由接口(诸如经由视频适配器142)连接到总线106。除了监视器140之外，计算系统环境100还可以包括未示出的其他封壳输出设备，诸如扬声器和打印机。

计算系统环境100还可以利用到一个或多个计算系统环境的逻辑连接。在计算系统环境100和远程计算系统环境之间的通信可以经由另外的处理设备(诸如负责网络路由的网络路由器152)来交换。与网络路由器152的通信可以经由网络接口部件154来实行。因此，在这样的联网环境(例如，互联网、万维网、LAN或其他类似类型的有线或无线网络)内，应当理解，相对于计算系统环境100或其部分描述的程序模块可以被存储在计算系统环境100的存储器存储设备中。

计算系统环境100还可以包括用于确定计算系统环境100的位置的定位硬件186。在一些情况下，定位硬件156可以包括(仅作为示例)GPS天线、RFID芯片或读取器、WiFi天线或可以用于捕获或传输可以用于确定计算系统环境100的位置的信号的其他计算硬件。

虽然本公开已经描述了某些实施方式，但是应当理解，除了在权利要求中明确记载的之外，权利要求并不旨在限于这些实施方式。相反，本公开旨在覆盖可包括在本公开的精神和范围内的替代、修改和等同物。此外，在本公开的详细描述中，阐述了许多具体的细节以便提供对所公开的实施方式的透彻的理解。然而，对于本领域普通技术人员的其中之一来说显而易见的是，无需这些具体细节也可以实践符合本公开的系统和方法。在其他情况下，没有详细描述众所周知的方法、过程、部件和电路，以免不必要地使本公开的各个方面费解。

本公开的详细描述的一些部分已经按照过程、逻辑块、处理和对在计算机或数字系统存储器内的数据位上的操作的其他符号表示来呈现。这些描述和表示是在数据处理领域中的技术人员用来最有效地将他们的工作的实质传达给本领域的其他技术人员的手段。过程、逻辑块、步骤等在本文中并且通常被设想为导致所期望的结果的自洽的步骤或指令的序列。这些步骤是需要对物理量进行物理操作的步骤。通常，但不一定，这些物理操作采用能够在计算机系统或类似电子计算设备中存储、转移、组合、比较和以其他方式操纵的电或磁数据的形式。为了方便起见，并且参考常见用法，参考各种当前公开的实施方式，这样的数据被称为位、值、元素、符号、字符、术语、数字等。

然而，应当记住，这些术语将被解释为指代物理操作和数量，以及仅仅是应当鉴于在本领域中常用术语进一步解释的方便标签。除非另有明确说明，如从本文的讨论中显而易见的，应当理解，在本实施例的整个讨论中，使用如“确定”或“输出”或“传输”或“记录”或“定位”或“存储”或“显示”或“接收”或“识别”或“利用”或“生成”或“提供”或“访问”或“检查”或“通知”或“传递”等术语的讨论指的是行动和计算机系统或类似电子计算设备操纵和变换数据的过程。数据被表示为在计算机系统的寄存器和存储器内的物理(电子)量，以及被变换为类似地表示为在计算机系统存储器或寄存器、或如本文所述或本领域普通技术人员的其中之一所理解的其他这样的信息存储、传输或显示设备内的物理量的其他数据。

在说明性实施例中，本文描述的任何操作可以至少部分地实现为存储在计算机可读介质或存储器上的计算机可以读指令。当处理器执行计算机可以读指令时，计算机可以读指令可以使计算装置执行操作。

出于说明和描述的目的而给出了说明性实施方式的前述描述。其不旨在对所公开的精确的形式进行穷举或限制，以及根据以上教导或根据所公开的实施方式的实践，修改和变化是可能的。本发明的范围旨在由所附权利要求及其等同物限定。

Claims (20)

1.一种用于调节飞行器的混电动力装置的输出的控制系统，包括：

控制器的被配置为接收命令的输入端；

所述控制器被配置为基于所述命令设置混合系统的操作模式，其中，所述操作模式包括所述混电动力装置的输出模式，并且其中，存在至少两个操作模式，并且进一步其中：

提供给所述输入端的第一命令引起所述混电动力装置：

操作具有机械输出的发动机；

从由所述发动机的所述机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能；以及

通过所述发动机的所述机械输出驱动推进机构；以及

在接收第二命令后，所述混电动力装置被配置为：

操作具有所述机械输出的所述发动机；

在所述马达/所述发电机处接收第二电能；

利用所述马达/所述发电机使用所述第二电能驱动所述机械输出；以及

通过所述机械输出驱动所述推进机构。

2.如权利要求1所述的控制系统，其中，所述输入端包括杆，所述杆被配置为响应于来自飞行员或操作员的力而移动，使得不同的位置被用作对应于不同模式的命令。

3.如权利要求1所述的控制系统，其中，所述输入端包括与计算机化的飞行控制系统的电连接，其中，所述控制器被配置为从所述计算机化的飞行控制系统接收对应于不同模式的电子命令。

4.一种用于调节飞行器的混电动力装置的输出的杆，包括：

杆，所述杆被配置为在整体位置范围内移动，其中，所述杆的移动在至少两个操作模式之间调节所述混电动力装置的输出，其中：

在所述整体位置范围内的第一位置子集中，所述混电动力装置被配置为：

操作具有机械输出的发动机；

从由所述发动机的所述机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能；以及

通过所述发动机的所述机械输出驱动推进机构；以及

在所述整体位置范围内的第二位置子集中，所述混电动力装置被配置为：

操作具有所述机械输出的所述发动机；

在所述马达/所述发电机处接收第二电能；

利用所述马达/所述发电机使用所述第二电能驱动所述机械输出；以及

通过所述机械输出驱动所述推进机构。

5.一种用于使用如权利要求4所述的杆来调节飞行器的混电动力装置的输出的方法。

6.一种非暂时性计算机可读介质，具有存储在其上的指令，所述指令当由计算装置执行时，使所述计算装置使用如权利要求4的杆来执行用于调节飞行器的混电动力装置的输出的操作。

7.如权利要求4所述的杆，其中，所述第一位置子集表示第一连续位置组。

8.如权利要求7所述的杆，其中，所述第二位置子集表示第二连续位置组。

9.如权利要求8所述的杆，其中，所述第一位置子集中的一个位置与所述第二位置子集中的一个位置相邻。

10.如权利要求4所述的杆，其中，所述杆的移动在三个或更多个操作模式之间调节所述混电动力装置的输出。

11.一种用于调节飞行器的混电动力装置的输出的推进控制系统，包括：

控制器的被配置为接收命令的输入端；

所述控制器被配置为基于所述命令设置混合系统的操作模式，其中，所述操作模式包括所述混电动力装置的输出模式，并且其中，存在至少两个操作模式，并且进一步其中：

在所述输入端处接收第一命令后，所述混电动力装置被配置为：

操作具有机械输出的发动机；

从由所述发动机的所述机械输出驱动的马达/发电机输出第一电能，所述第一电能被输出到所述飞行器的电动推进马达和所述飞行器的电池；以及

在所述输入端处接收第二命令后，所述混电动力装置被配置为：

从所述马达/发电机输出第二电能，所述第二电能被输出到所述飞行器的所述电动推进马达而不输出到所述飞行器的所述电池。

12.如权利要求11所述的推进控制系统，其中，所述输入端包括杆，所述杆被配置为响应于来自飞行员或操作员的力而移动，使得不同的位置被用作对应于不同模式的命令。

13.如权利要求11所述的推进控制系统，其中，所述输入端包括与计算机化的飞行控制系统的电连接，其中，所述控制器被配置为从所述计算机化的飞行控制系统接收对应于不同模式的电子命令。

14.如权利要求11所述的推进控制系统，在接收所述第一命令后，所述混电动力装置在所述至少两个操作模式中的第一模式中操作，并且在接收所述第二命令后，所述混电动力装置在所述至少两个操作模式中的第二模式中操作。

15.如权利要求14所述的推进控制系统，其中，在所述第二模式中，所述电池被配置为将第三电能输出到所述飞行器的所述电动推进马达。

16.如权利要求14所述的推进控制系统，其中，在所述第二模式中，所述马达/所述发电机由所述马达/所述发电机的所述机械输出驱动。

17.如权利要求11所述的推进控制系统，其中，所述电动推进马达连接到逆变器并且所述逆变器连接到直流(DC)总线。

18.如权利要求17所述的推进控制系统，其中，所述电池连接到所述DC总线。

19.如权利要求18所述的推进控制系统，其中，所述逆变器是第一逆变器，并且进一步其中，所述马达/所述发电机连接到第二逆变器。

20.如权利要求19所述的推进控制系统，其中，所述第二逆变器连接到所述DC总线。